DE1756222C

DE1756222C - Combination aircraft

Info

Publication number: DE1756222C
Authority: DE
Inventors: Ralph Butterworth Stratford Conn. Lightfoot (V.St.A.)
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Publication date: 1972-08-10

Description

tung zur Vorwärtsschuberzeugung im Reiseflug 15 Obwohl die Rotorbelastung, die teilweise durch dasforward thrust generation during cruise 15 Although the rotor load, which is partly due to the

verbundenen Betätiger (24) zu deren Verstellung Gesamtgewicht und den Belastungsfaktor bedingt ist,connected actuator (24) whose adjustment depends on the total weight and the load factor,

hinsichtlich des erzeugten Auftriebes bzw. Schu- verringert werden kann, muß in bezug auf die Rotor-can be reduced with regard to the lift or shoe generated, must with regard to the rotor

bes weitergeleitet werden. ' geschwindigkeit ein Kompromiß angestrebt werden,bes are forwarded. 'speed a compromise is sought,

2. Kombinationsflugschrauber nach Anspruch 1, um die Spitzengeschwindigkeit eines Kombinationsdadurch gekennzeichnet, daß als zweite Einrich- ao flugschrauber zu vergrößern.A combination aircraft helicopter according to claim 1 for the top speed of a combination thereby marked that as a second facility to enlarge ao aircraft.

tung zur Auftriebserzeugung in an sich bekannter Durch die Erfindung soll die Aufgabe gelöst wer-device for generating buoyancy in a manner known per se. The object is to be achieved by the invention

Weise ein feststehender Tragflügel (20) verwendet den, zur Erhöhung der Spitzengeschwindigkeit vonWay, a fixed wing (20) used to increase the top speed of

wird, der zur Auftriebsänderung eine verstellbare Kombüiationsflugschraubern den kritischen Zustandbecomes, which for the change of lift an adjustable combi-aircraft the critical condition

Steuerfläche aufweist. ■ des Strömungsabrisses an den Rotorblättern desHas control surface. ■ the stall on the rotor blades of the

3. Kombinationsflugschrauber nach einem der as Hauptrotors zu vermeiden.3. Avoid combination aircraft after one of the main rotors.

Ansprüche 1 und 2 mit einer durch ein Steuer- Die gestellte Aufgabe wird dadurch gelöst, daß einClaims 1 and 2 with a by a control The object is achieved in that a

gestänge verstellbaren Taumelscheibe zur Blatt- am Rotor angeordneter Meßgeber von der aerodynasteuerung, dadurch gekennzeichnet, daß der Meß- mischen Belastung der umlaufenden Rotorblätter abgeber (92, 94, 96, 98) in dem Steuergestänge zur hängige Signale erzeugt, wie an sich vorgeschlagen, Messung der durch die Rotorblätter auf dieses 30 und daß die Signale an einen mit der zweiten Ein-. übertragenen Kräfte angeordnet ist. richtung zur Auftriebserzeugung und bzw. oder derrod-adjustable swash plate to the blade sensor arranged on the rotor from the aerodynamic control, characterized in that the measuring mixing load on the rotating rotor blades (92, 94, 96, 98) in the control linkage generates pending signals, as proposed per se, Measurement of the through the rotor blades on this 30 and that the signals to one with the second input. transmitted forces is arranged. direction to generate lift and / or the

4. Kombinationsflugschrauber nach Anspruch 3 Einrichtung zur Vorwärtsschuberzeugung im Reisemit jeweils einem Servomotor an den zu der Tau- flug verbundenen Betätiger zu deren Verstellung hinmelscheibe (66) führenden nicht umlaufenden sichtlich des erzeugten Auftriebes bzw. Schubes wei-Steuerstangen, dadurch gekennzeichnet, daß je 35 tergeleitet werden.4. Combination aircraft according to claim 3 device for generating forward thrust in travel one servomotor each to the actuator connected to the rope to adjust it (66) leading non-revolving visible of the generated lift or thrust Wei control rods, characterized in that 35 each are derived.

ein Meßgeber (92, 94, 96, 98) in den Servomoto- Zweckmäßige Ausgestaltungen der Erfindung bil-a measuring transducer (92, 94, 96, 98) in the servo-expedient embodiments of the invention form-

ren (80, 86,88) eingebaut ia*. den im übrigen Gegenstand der Patentansprüche.ren (80, 86,88) built in ia *. the rest of the subject matter of the claims.

5. Kombinationsflugschrauber nach einem der Bei einer bevorzugten Ausführungsform sind die Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß Meßgeber als Lastwandler in dem Steuergestänge des zwischen dem Meßgeber (92, 94,96,98) und dem 40 Hauptrotors vorgesehen. Die beim kritischen Zustand Betätiger (24) ein Diskriminator eingeschaltet ist, an den Rotorblättern hervorgerufene Belastung im der aus den Signalen des Meßgebers, die aus kon- Steuergestänge weicht von der Belastung entsprestanten Komponenten und Schwingungskompo- chend dem Normalbetrieb der Blätter stark ab. Die nenten bestehen, die konstanten Komponenten Meßgeber, welche auf diese Belastung ansprechen, herausnitriert und die Schwingungskomponenten 45 bewirken eine Veränderung des Auftriebs eines Flüan den Betätiger weiterleitet. gels des Kombinationsflugschraubers. Der durch den5. Combination aircraft according to one of the In a preferred embodiment, the Claims 1 to 4, characterized in that the transducer is used as a load converter in the control linkage of the between the encoder (92, 94,96,98) and the 40 main rotor. The one in critical condition Actuator (24) a discriminator is switched on, the load caused on the rotor blades in the from the signals of the transducer, which from the control linkage deviates from the load Components and vibration compo the normal operation of the blades strongly. the components exist, the constant components measuring transducers, which respond to this load, nitrided out and the vibration components 45 cause a change in the buoyancy of a Flüan forwards the actuator. gels of the combination aircraft. The through the

6. Kombinationsflugschrauber nach Anspruch 5, Flügel erzeugte Auftrieb wird während des Manövriedadurch gekennzeichnet, daß als Diskriminator rens oder während eines Fluges mit hoher Geschwinein Bandpaß (112) mit einer der Rotorblattfre- digkeit in Abhängigkeit vom kritischen Zustand an quenz entsprechenden Mittelfrequenz verwendet 50 den Blättern verändert.6. Combination aircraft according to claim 5, wing generated lift is thereby during the maneuver characterized that rens as a discriminator or during a flight with high Geschwinein Bandpass (112) with one of the rotor blade fre- quency depending on the critical condition frequency corresponding medium frequency used 50 changes the leaves.

wird. Ausführungsbeispiele sind in den Zeichnungen dargestellt und im folgenden näher beschrieben. Es zeigtwill. Exemplary embodiments are shown in the drawings and described in more detail below. It shows

F i g. 1 eine Ansicht eines Kombinationsflugschraubers, F i g. 1 is a view of a combination aircraft,

SS F i g. 2 eine Schnittansicht entlang der Linie 2-2SS F i g. Figure 2 is a sectional view taken along line 2-2

Die Erfindung bezieht sich auf einen Kombinations- von Fig. 1,The invention relates to a combination of Fig. 1,

flugschrauber mit einem Hauptrotor und einer zwei- Fig. 3 ein Steuergestänge für einen Hubschrauber-helicopter with a main rotor and a two-Fig. 3 a control linkage for a helicopter

ten verstellbaren Einrichtung zur Auftriebserzeugiing rotor,th adjustable device for buoyancy generating rotor,

und bzw. oder einer Fiinrichtung zur Vorwärtsscluib- F i g. 4 ein Diagramm eines Hubschrauberrotorsand / or a device for forward clutching. 4 is a diagram of a helicopter rotor

erzeugung im Reiseflug. 60 während des Vorwärtsfluges,generation in cruise. 60 during the forward flight,

Es wurden viele Versuche vorgenommen, um die F i g. 5 eine Schnittansicht durch einen Betätiger Spitzengeschwindigkeit eines Hubschraubers zu ver- mit einem Lastwandler als Meßgeber,
großem. Die Vereinigung der Eigenschaften des F i g. 6 eine Schnittansicht durch einen linear ver-Vertikalstarts, des Schwebefluges und des Fluges mit änderlichen Differentialwandler,
hoher Geschwindigkeit bei ein und demselben Flug- 65 F i g. 7 eine elektrische Schaltung, die ein Schwingerät ist natürlich wünschenswert, jedoch schwierig gungssignal des Wandlers feststellt und einen Betätizu erreichen. ger für die zweite Auftriebserzeugungseinrichtung in Bei der Entwicklung eines Rotors sowohl für Betrieb setzt,Many attempts have been made to improve the FIG. 5 is a sectional view through a top speed actuator of a helicopter for use with a load converter as a measuring transducer,
great. The union of the properties of the F i g. 6 a sectional view through a linear vertical take-off, the hover flight and the flight with variable differential converter,
high speed in one and the same flight. Fig. 7 shows an electrical circuit which a vibrator is desirable, of course, but difficult to detect and actuate the transducer signal. ger for the second lift generating device in the development of a rotor both for operation sets,

Fig. 8 eine Ansicht einer Rotorbsattspitze, aus Drehmoment entgegen. Beim Flug mit hoher Geweicher die Geometrie und die aerodynamischen Be,- schwindigkeit kann der Heckrotor 36 um 90° verstellt lastungen an der Rotorblattspitze während des nor- werden, um eine zusätzliche Antriebskraft für den malen Betriebes zu entnehmen sind, und Vorwärtsflug zu erzeugen. Nach einer anderen Aus-Fig. 8 is a view of a rotor saddle, from torque opposite. When flying with a high degree of flux, the geometry and the aerodynamic speed, the tail rotor 36 can be adjusted by 90 ° loads on the rotor blade tip during normal operation to generate additional driving force for the paint operation can be seen, and generate forward flight. According to another

Fig. 9 eine Ansicht einer RotorblattspiLze, aus 5 iihrungsfonn können unabhängige Antriebsmittel,9 shows a view of a rotor blade tip; independent drive means can be used from FIG.

welcher die Geometrie und die aerodynamischen Be- wie z. B. Strahltriebwerke oder Luftschrauben, ver-which the geometry and the aerodynamic loading such. B. jet engines or propellers,

lastungen sn der Rotorblattspitze im kritischen Zu- wendet werden. Wie schon erwähnt, .können dieseloads sn of the rotor blade tip in the critical direction. As already mentioned, .can

stand zu entnehmen sind. Antriebsaggregate den Rotor auch entlasten und im ·stand can be found. Drive units also relieve the rotor and

Der in F i g. 1 dargestellte Kombinationsflugschrau- Sinne einer Belastungsaufteilung gesteuert werden, ber 10 besitzt einen Rumpf 12, eine Pilotenkanzel 13, io Das Ruder 44 des Seitenleitwerks erzeugt bei hoher ein Dreibeinfahrgestell 14 und einen üblichen Hub- Geschwindigkeit genügend Kraft, um das aerodyna- -schrauberrotor 16 mit Rotorblättern 18, deren Ein- laische Drehmoment des Hauptrotors 16 aufzuheben. Stellwinkel veränderlich ist. Von jeder Seite des Zur Erleichterung des Verständnisses sei kurz auf Rumpfes erstrecken sich feststehende Flügel 20 (nur die Wirkungsweise des Steuergestänges eines Hubder linke Flügel ist sichtbar). Der Ausdruck sfest- 15 schrauberrotors unter Bezugnahme auf F i g. 3 einstehender Flügel« bedeutet nicht, daß der Flügel starr gegangen. Eine Anzahl Rotorblätter 18 ist an der am Rumpf befestigt ist, sondern bezieht sich auch auf Rotorwelle 50 befestigt, die über ein Getriebe 52 anFlügel, die in bezug auf den Rumpf verstellt werden getrieben wird. Das Getriebe ist im Rumpf angeordkönnen, um den Einstellwinkel beim Vorwärtsflug zu net und wird seinerseits durch die Hubschraubertriebverändern. Der Ausdruck bezieht sich insbesondere ao werke (nicht dargestellt) angetrieben. Zum Zwecke auf einen Flügel 20, dessen Auftrieb durch eine Dreh- der Vereinfachung ist nur eines von drei Rotorblätbewegung um die Achse 22 mit Hilfe eines Betätigers tern dargestellt Die Arbeitsweise der anderen Blätter 24 verändert werden kann. Der Betätiger 24 ist an ist während jeder Umdrehung des Rotors dieselbe, einem Ende mit dem Rumpf 12 mit Hilfe einer Kon- Bei dem dargestellten Rotor sind die Blätter 18 mit sole 26 befestigt xmd steht am anderen Ende mit as Hilfe eines Schlaggelenkes 54 a und eines Schwenkeinem Dreharm 28 in Verbindung. Der Drernrm 28 gelenkes 56 gelenkig mit der Rotorwelle 50 verbunist mit einem in Fig. 2 dargestellten querverlaufen- den. Die anderen Blätter sind mittels Gelenken 54b den Torsionsstab 30 verbunden. Der Torsionsstab 30 und 54 c befestigt. The in F i g. 1 shown combination aircraft meaning a load sharing are controlled via 10 has a fuselage 12, a cockpit 13, io The rudder 44 of the vertical stabilizer generates enough power at high a tripod undercarriage 14 and a normal lifting speed to move the aerodynamic helicopter rotor 16 with Rotor blades 18, whose inherent torque of the main rotor 16 is canceled. Adjustment angle is variable. Fixed wings 20 extend from each side of the fuselage briefly to facilitate understanding (only the operation of the control linkage of a lift on the left wing is visible). The term s fixed screwdriver rotor with reference to FIG. 3 standing wing "does not mean that the wing has gone rigid. A number of rotor blades 18 are attached to the fuselage, but also refer to the rotor shaft 50 which is driven via a gearbox 52 on blades which are displaced with respect to the fuselage. The gearbox is arranged in the fuselage in order to net the angle of incidence during forward flight and is in turn changed by the helicopter drive. The term refers in particular to ao works (not shown) driven. For the purpose of a wing 20, the lift of which is shown by rotating the simplification, only one of three rotor blade movements around the axis 22 with the aid of an actuator tern. The mode of operation of the other blades 24 can be changed. The actuator 24 is the same during each revolution of the rotor, one end with the body 12 with the help of a con- In the illustrated rotor, the blades 18 are attached with sole 26 xmd stands at the other end with the aid of a flapping hinge 54 a and one Pivoting a pivot arm 28 in connection. Drernrm 28 articulated 56 is articulated to rotor shaft 50 with a transversely extending one shown in FIG. The other blades are connected to the torsion bar 30 by means of joints 54 b. The torsion bar 30 and 54 c attached.

wird von den Wänden des Rumpfes durch Lager 32 Das Blatt 18 ist mit einem Lager 50 versehen, um gehalten. Die Flügel 20 sind an den Enden des Tor- 30 den Einsteliwinkel um die Holmachse 60 zu versionsstabes 30 angeschlossen, so daß der Einstellwin- ändern. Ein Hebel 62 zur Veränderung des Einstellkel der Flügel 20 durch den Betätiger 24 verändert winkeis ist fest mit dem radial inneren Ende des Blatwerden kann. Ein Gehäuse 34 ist als aerodynamische tes verbunden, um die Bewegungen der Taumel-Verkleidung zwischen den Flügeln 20 und dem scheibe 66 durch die Schubstange 64 a auf das Blatt Rumpf 12 angeordnet. 35 zu übertragen. Mit jedem Blatt 18 ist jeweils eineis attached to the walls of the fuselage by bearings 32. The blade 18 is provided with a bearing 50 in order to held. The wings 20 are connected at the ends of the gate 30 to the setting angle around the spar axis 60 to form version rod 30, so that the setting winch change. A lever 62 for changing the angle of adjustment of the wings 20 by the actuator 24 is fixed to the radially inner end of the blade. A housing 34 is connected as an aerodynamic TES to the movements of the wobble fairing between the wings 20 and the disc 66 through the push rod 64 a on the sheet Hull 12 arranged. 35 to transfer. With each sheet 18 there is one

Wenn der Einstellwmkel des Flügels vergrößert Schubstange 64 verbunden. Die Taumelscheibe 66When the adjustment angle of the wing increases, push rod 64 is connected. The swash plate 66

wird, nimmt der Auftrieb des Flügels zu, voraus- besteht aus einer drehbaren Scheibe 68 und eineris, the lift of the wing increases, consisting of a rotatable disc 68 and a

gesetzt, daß der kritische Zustand am Flügel nicht stillstehenden Scheibe 70. Die drehbare Scheibe 68 istAssume that the critical condition on the wing not stationary disk 70. The rotatable disk 68 is

erreicht wird. Der Anstellwinkel des Flügels darf mit der Rotorwelle 50 über eine ein Drehmomentis achieved. The angle of attack of the wing may with the rotor shaft 50 over a torque

nicht über den Punkt vergrößert werden, bei dem 40 übertragende Scherenanordnung 72 verbunden. Diecannot be enlarged beyond the point at which 40 transferring scissors assembly 72 is connected. the

der kritische Zustand einsetzt, da sonst der Auftrieb Scherenanordnung 72 bewirkt ein Umlaufen derthe critical state sets in, otherwise the buoyancy causes the scissors arrangement 72 to revolve

rasch abnimmt und die Luftwirbel am Flugzeug stark Scheibe 68 zusammen mit der Rotorwelle 50 und einerapidly decreases and the air vortex on the aircraft strong disk 68 together with the rotor shaft 50 and a

zunehmen. Fixierung der Scheibe 68 in bezug auf die Rotorblät-gain weight. Fixing of the disk 68 with respect to the rotor blades

Zwar ist hier ein verstellbarer Flügel zur Vergröße- ter 18. Die stillstehende Scheibe 70 ist über eine ähn-It is true that there is an adjustable wing for enlarging 18. The stationary disk 70 is via a similar

rung des Auftriebs dargestellt, doch ist dies nicht die 45 liehe Scherenanordnung (nicht dargestellt) mit demtion of the buoyancy shown, but this is not the 45 borrowed scissor arrangement (not shown) with the

einzige Vorrichtung, die zu diesem Zweck verwendet Getriebe 52 verbunden, so daß die Scheibe 70 gegen only device that used for this purpose gear 52 connected so that the disc 70 against

werden kann. So kann z. B. ein am Rumpf befestigter Drehung in bezug auf den Rumpf festgehalten wird.can be. So z. B. a rotation attached to the fuselage is retained with respect to the fuselage.

Flügel, der mit beweglichen Klappen oder mit Leisten Die stillstehende und die umlaufende Scheibe sindWings with movable flaps or with strips The stationary and rotating disc

an der Vorderkante versehen ist, um die Auftriebs- durch Lager miteinander verbunden, so daß sie stets at the leading edge is provided to the buoyancy connected by bearings so that they always

eigenschaften zu verändern, dieselbe Aufgabe über- 50 parallel zueinander sind. Die Scheiben 68 und 70To change properties, the same task over and above 50 parallel to each other. The discs 68 and 70

nehmen. Jede zweite Auftriebserzeugungs- oder sind auf einem Kugelgelenk 73 gelagert, das sich aufto take. Every second lift generation or are mounted on a ball joint 73, which is on

Schuberzeugungseinrichtung, deren Auftrieb oder der Rotorwelle 50 frei nach oben und nach untenThrust generating device, its buoyancy or the rotor shaft 50 freely upwards and downwards Schub veränderlich ist, wie z. B. ein Auftriebsgebläse, verschieben kann.Thrust is variable, such as B. a lift fan, can move.

ein Schubtriebwerk oder sogar ein zweiter Rotor, Die Lage der Taumelscheibe 66 wird durch ein kann verwendet werden, um den Hauptrotor von 55 Steuergestänge, das von der Pilotenkanzel 30 zu der einem Teil der Auftriebs- oder Schubbelastungen zu stillstehenden Scheibe 70 führt, bestimmt. Das teilentlasten, weise in F i g. 3 dargestellte SteuergestUngc besteht a thrust engine or even a second rotor, the location of the swashplate 66 is determined by a can be used to control the main rotor from 55 control rods that lead from the cockpit 30 to the stationary disk 70 for some of the lift or thrust loads. The partial relief, as shown in FIG. 3 shown control system exists

Am hinteren Ende des Rumpfes 12 sind ein Heck- aus einer Steuerstangc 74, welche die Steuerstange 76 rotor 36, ein Höhenleitwerk 38 mit einem beweg- über den Winkelliclicl 78 betätigt. Die Steuerstange liehen Ruder 40 und ein Seitenleitwerk 42 mit einem 60 76 ist ihrerseits mit einem hydraulischen Servomotor beweglichen Ruder 44 angeordnet. Der Hauptrotor 80 verbunden, der sowohl mit der stillstehenden 16 und der Heckrotor 36 können zum Manövrieren Scheibe 70 am Punkt 82 als auch mit dem Getriebe des Flugzeugs verwendet werden. Das Höhenleitwerk am Punkt 84 verbunden ist. Der Servomotor verrin-38 und das Seitenleitwerk 42 dienen zur Steuerung gert die beträchtlichen Steuerkräfte, die bei großen des Flugzeugs bei hohen Geschwindigkeiten. Bei ge- 65 Hubschraubern auftreten. Jede Verstellung der Steuerringen Geschwindigkeiten und während des Schwe- stange 76 hat eine gleiche Verstellung des Steuerbens wirkt der Heckrotor 36 wie in üblichen \hib- punktes 82 durcn den Servomotor zur Folge. Bescliiütibern dem vom Hauptrotor 16 hervorgerufenen lastungen, die zwischen der Taumelscheibe und demAt the rear end of the fuselage 12 are a tail from a Steuerstangc 74, which the control rod 76 rotor 36, an elevator 38 with a moving over the Winkelelliclicl 78 is operated. The control rod borrowed rudder 40 and a vertical tail unit 42 with a rudder 44 movable with a hydraulic servomotor. The main rotor 80 connected to both the stationary 16 and the tail rotor 36 can be used for maneuvering disk 70 at point 82 as well as with the gearbox of the aircraft. The horizontal stabilizer is connected at point 84. The servomotor verrin-38 and the rudder unit 42 are used to control the considerable control forces that apply to the aircraft at high speeds. Occur in 65 helicopters. Any adjustment of the control rod rings speeds and during the sulfur 76 has an equal displacement of the Steuerbens affects the tail rotor 36 as in conventional \ Hib point 82 durcn the servomotor result. To explain the loads created by the main rotor 16 between the swashplate and the

Rumpf auftreten, werden nur von dem Servomotor 80 den vorlaufenden Blättern ausgeglichen werden. Dies aufgenommen. Die Bewegung der Servomotoren 86 wird bei allen Rotoren, gleichgültig ob die Blätter und 88 werden in gleicher Weise durch Steuerstan- gelenkig oder starr angeschlossen sind, durch Übergen, die den Steuerstangen 74 und 76 entsprechen, lagerung der Einstellwinkeländerung und der Schlaggesteuert. Die Servomotoren brauchen in kleinen 5 bewegung erreicht.Trunk occur will only be balanced by the servo motor 80 the leading blades. this recorded. The movement of the servomotors 86 is on all rotors, regardless of whether the blades and 88 are connected in the same way by means of control rods or rigidly, by overlapping which correspond to the control rods 74 and 76, the change in the setting angle and the impact control are controlled. The servomotors need to be reached in small 5 movements.

Hubschraubern, wo die Steuerkräfte nicht hydraulisch Da der Auftrieb des Rotors in jedem Fall auf beiverringert werden müssen, nicht eingebaut zu werden. den Seiten ausgeglichen sein muß, werden sehr große Die drei Servomotoren 80, 86 und 88 müssen die Einstellwinkel an den zurücklaufenden Rotorblättern zusammengesetzten Steuerbelastungen aller Schub- und dort insbesondere in der Nähe der Winkelstelstangen 64 aufnehmen. Wenn die stillstehende Scheibe io lung von 270° erforderlich, wo die relative Wind-70 und die umlaufende Scheibe 68 in den in F i g. 3 geschwindigkeit an den Blättern minimal ist. Da der gezeigten Stellungen sind, ist der Servomotor 80 kritische Zustand an den Blättern auftritt, wenn der einem großen Teil der Steuerlast des dargestellten Rotor hohen Belastungen ausgesetzt ist und der An-Rotorblattes 18 ausgesetzt, da dieser Servomotor 80 griffswinkel groß ist, beginnt der kritische Zustand unmittelbar unter der Schubstange 64 a liegt. Wenn 15 an den Blättern normalerweise in der Nähe von 270° die Schubstange 64 a über den Servomotor 80 weg- Winkelstellung an den Blattspitzen, da hier infolge läuft, verringert sich der Anteil der Steuerlast des der hohen Schlaggeschwindigkeit der sich durchbie-Blattes 18, der auf den Servomotor 80 ausgeübt wird, genden Blätter der Angriffswinkel am größten ist. und dieser wird dann allmählich einen größeren Teil Wenn die Belastungen des Rotors weiterhin vergröder Steuerbelastung von der Schubstange64c des fol- ao ßert werden, wenn der Pilot z. B. schneller fliegen genden Blattes übernehmen. Während des Fluges ist oder schwierigere Manöver ausführen will, breitet jeder Servomotor einer konstanten Belastung aus- sich der kritische Zustand über einen größeren Teil gesetzt, die sich infolge der Drehbewegung der Blät- des Rotors nach innen aus. Der angedeuetete Bereich ter mit einer Wechselbelastung überlagert. Die Fre- in der Nähe der 270°-Winkelstellung zeigt einen Teil quenz dieser Wechselbelastung entspricht der Ge- as des Rotors, der dem kritischen Zustand unterliegt, schwindigkeit, mit welcher die Blätter sich über einen Die resultierende aerodynamische Kraft bei einem Servomotor hinwegbewegen. Diese Frequenz wird symmetrischen Profil, das normalerweise bei Blättern vorliegend als Rotorblattfrequenz bezeiphnet, die dem mit veränderlichem Einstellwinkel verwendet wird, Produkt aus Anzahl der Rotorblätter und Drehzahl greift, wenn kein kritischer Zustand vorliegt, am aerodes Rotors entspricht. 30 dynamischen Auftriebszentrum, das etwa auf einem Aus der Beschreibung der Wirkungsweise des Ro- Viertel der Blattprofiltiefe liegt, an. Um die Steuertors erkennt man, daß die Stcuerbelastungen der um- belastung der Blätter zu verringern, liegt die HoImlaufenden Blätter durch die Schubstange 64 und die achse nahe diesem Punkt, so daß die Übertragung Taumelscheibe 66 auf die Servomotoren übertragen eines großen, konstanten Momentes auf das Steuer- ; werden. Es ist außerdem bedeutsam, wie die Steuer- 35 gestänge infolge der resultierenden aerodynamischen ! belastungen des Rotors sich auf die Rotorleistung Kraft verhindert wird. Wenn ein kritischer Zustand ! auswirken. Die Arbeitsweise des Rotors während des vorliegt, verschiebt sich die resultierende aerodyna-Vorwärtsfluges sei an Hand von Fig. 4 erläutert. mische Kraft in Blattquerrichtung nach hinten. Wenn Wenn der Rotor sich nach vorn bewegt, wird die der kritische Zustand an den Spitzen der rücklaufenrelative Windgeschwindigkeit an den Rotorblättern in 40 den Blätter eines Rotors auftritt, wird der Auftrieb Abhängigkeit der Winkelstellung der Blätter in bezug verringert, die Wirbel werden vergrößert, die Zentriauf die Flugrichtung verändert. Die relative Wind- fugalkraft bleibt gleich und die Größe der Blattdurchs geschwindigkeit an den vorlaufendes Blättern zwi- biegung A von der Holmachse nimmt zu. sehen 0 und 180° gegenüber der Flugrichtung, wird Die Auswirkungen dieser Veränderungen gehen während des Vorwärtsfluges vergrößert, da die Um- 45 klarer aus den F i g. 3, 8 und 9 hervor. Wenn die laufgeschwindigkeit der Blätter sich zur Fluggeschwin- Blätter Auftrieb erzeugen, versuchen sie unter der digkeit des Hubschraubers addiert Die relative Wind- Wirkung der Zentrifugalkraft und den Auftriebsf geschwindigkeit an den zurücklaufenden Rotorblät- kräften einen Kegel zu beschreiben. Wenn ein krititern zwischen 180 und 0° wird während des Vor- scher Zustand an der Spitze der zurücklaufenden t wärtsfluges verringert, da sich die Umlaufgeschwin- 5» Blätter auftritt, versucht die Zentrifugalkraft das ί digkeit der Blätter von der Fluggeschwindigkeit des Blatt von der normalerweise nach oben gerichteten S Hubschraubers subtrahiert Die relative Windge- Stellung nach unten zu biegen. Dies ist in Fig. 3 schwindigkeit ist an den vorlaufenden Rotorblättern durch die gestrichelte Blattspitze angedeutet. Es ist bei 90° maximal und an den zurücklaufenden Blät- ersichtlich, daß die gestrichelte Blattspitze unter die tern bei 270° minimal. Die relative Windgeschwin- 55 Holmachse 60 abgebogen ist Diese Durchbiegung Δ digkeit an den Blättern bei 0 und 180° wird während des Blattes wird auch in den Fig. 8 und 9 gezeigt, in f des Vorwärtsfluges von der Fluggeschwindigkeit denen die Blattspitzen von vorn betrachtet gezeigt jg nicht wesentlich beeinflußt, da die Fortbewegungs- sind. Fig. 8 stellt die normale Bedingung dar, in geschwindigkeit des Rotors in Blattlängsrichtung welcher eine große Auftriebskraft L₁, eine geringe weist ^fo Schwenkkraft D₁ und ein geringes nach hinten ge-Um ein unerwünschtes Rollmoment zu verhindern, richteles Moment M₁ auf Grund einer Lage des Aufmuß der Auftrieb des Rotors sowohl an den vorlau- triebszentrums etwas vor der Holmachse vorliegt fenden als auch an den rücklaufenden Blättern aus- Zum Zwecke der Erläuterung sind unter normalen geglichen werden. Wegen der unterschiedlichen rela- Bedingungen die Holmachse 66 und das aerodynaäven Windgeschwindigkeit an jeder Seite des Rotors 65 mische Auftriebszentrum, an welchem die Kräfte L₁ während des Vorwärtsfluges muß der Auftrieb des und D₁ angreifen, auf einem Viertel der Blattquer-Rotors durch größere Einstellwinkel an den zurück- abmessung (Achse 61) im wesentlichen übereinanderlaufenden Blättern gegenüber dem Einstellwinkel an liegend dargestellt, obschon, wie gesagt, das aerody-Helicopters, where the control forces are not hydraulic. Since the lift of the rotor must be reduced in any case, not to be installed. The three servomotors 80, 86 and 88 must absorb the control loads of all thrust rods and there especially in the vicinity of the angle rods 64 the setting angles on the retracting rotor blades. If the stationary disk io development of 270 ° is required, where the relative wind 70 and the rotating disk 68 in the areas shown in FIG. 3 speed on the blades is minimal. Since the positions shown are, the servomotor 80 is critical condition occurs on the blades, when a large part of the control load of the illustrated rotor is exposed to high loads and the on-rotor blades 18, since this servomotor 80 has a large grip angle, the critical begins State immediately below the push rod 64 a. If 15 on the sheets normally in the vicinity of 270 °, the push rod 64 a via the servo motor 80 away angular position at the blade tips, as here runs as a result, the proportion of the control load of the high impact speed of the durchbie-sheet 18, which is reduced is exerted on the servo motor 80, lowing blades the angle of attack is greatest. and this is then gradually a major portion, if the loads of the rotor will continue to vergröder control load of the Schubstange64 c of folic ao ßert when the pilot z. B. take over faster fly lowing sheet. While the flight is in flight or wants to perform more difficult maneuvers, each servomotor spreads a constant load - the critical state is set over a larger part, which is due to the rotating movement of the blades of the rotor inward. The indicated area is superimposed with an alternating load. The frequency in the vicinity of the 270 ° angular position shows a partial frequency of this alternating load corresponds to the speed of the rotor that is subject to the critical condition, the speed with which the blades move over a servomotor. This frequency is symmetrical profile, which is normally referred to as the rotor blade frequency in the case of blades, which is used with the variable setting angle, the product of the number of rotor blades and the speed, if no critical condition is present, corresponds to the aerodes rotor. 30 dynamic center of lift, which lies approximately on one of the description of the operation of the Ro-quarter of the blade profile depth. Around the control gate you can see that the load on the blades is to reduce the load on the blades, the blades moving through the push rod 64 and the axis is close to this point, so that the transmission swash plate 66 to the servo motors transmit a large, constant torque to the Tax- ; will. It is also important how the control rods, as a result of the resulting aerodynamic! loads on the rotor are prevented on the rotor power. When a critical condition! impact. The mode of operation of the rotor during the present shifts the resulting aerodynamic forward flight is explained with reference to FIG. 4. mix force in the direction of the blade to the rear. When the rotor moves forward, the critical condition occurs at the tips of the receding relative wind speed on the rotor blades in the blades of a rotor, the lift depending on the angular position of the blades in relation to it is reduced, the eddies are increased, the centration changed the flight direction. The relative wind fugal force remains the same and the size of the blade speed on the leading blades between bend A from the spar axis increases. If you see 0 and 180 ° in relation to the direction of flight, the effects of these changes are increased during the forward flight, since the surroundings are more clearly shown in FIGS. 3, 8 and 9. If the running speed of the blades creates lift to the flight speed, they try to add the relative wind effect of the centrifugal force and the lift f speed to the returning rotor blade forces to describe a cone. When a krititern 180-0 °, during the pre-shear condition at the tip of the returning t Windwärts flight reduced since the Umlaufgeschwin- 5 »sheets occurs, the centrifugal force tries the ί speed of the blades of the flying speed of the sheet from the normally upward S helicopter subtracts the relative wind position to bend downward. This is in Fig. 3 speed is indicated on the leading rotor blades by the dashed blade tip. It is maximal at 90 ° and can be seen from the receding leaves that the dashed leaf tip under the tern is minimal at 270 °. The relative Windgeschwin- 55 Holm axis is bent 60 This deflection Δ is speed to the sheets at 0 ° and 180 ° while the blade also in FIGS. 8 and 9, in f which the blade tips shown forward flight of the flying speed viewed from the front jg is not significantly influenced as the locomotion is. Fig. 8 illustrates the normal condition is, in speed of the rotor in the sheet longitudinal direction of which a large lift force L _1, a small has ^fo pivoting force D ₁ and a low back ge-order undesired roll moment to prevent rich teles moment M ₁ on the basis of a Position of the upward movement of the rotor's lift both at the forward drive center slightly in front of the spar axis and at the receding blades. Because of the different relative conditions, the spar axis 66 and the aerodynamic wind speed on each side of the rotor 65 mix the center of lift, at which the forces L _{1 must act} during forward flight, the lift of and D ₁ , on a quarter of the blade transverse rotor due to larger setting angles on the back dimension (axis 61) essentially superimposed blades opposite the angle of incidence shown, although, as said, the aerodynamic

namischc Auflriebszcnlrum vorzugsweise leicht vor enthalten eine Primärwicklung 104 und zwei Sekunder Blattholmachse 60 liegt. Während des kritischen diirwicklungen 106 und 108, die in Reihe geschaltet Zustandes, der in F i g. 9 dargestellt ist, erzeugt die sind. Es wird eine Wechsclstromquelle verwendet, Blattspilze jedoch eine geringere Auftriebskraft /._; um die Primärwicklung 104 zu erregen, so daß cnl- und eine größere Schwenkkraft D.„ die an einem nach 5 gcgcngesclzte Spannungen in den sekundären Wickhinten verschobenen aerodynamischen Auftriebszcn- lungen 106 und 108 induziert werden. Der aus einem trum angreifen. Außerdem rufen die Zentrifugal- ferromagnetischen Material besiehende Spulenkern 92 kräfte eine Durchbiegung Λ der Blaubiegeachse 60 steuert die magnetische Kupplung von der Pritnärhervor, wie schon oben beschrieben wurde. Sowohl wicklung zu den beiden Sekundärwicklungen. Wenn die nach unten gerichtete Durchbiegung 1 als auch io der Spulenkern 92 aus der mittleren Stellung verdas nach rückwärts verschobene aerodynamische Auf- schoben wird, so daß er z. B. näher an der Wicklung triebszentrum begünstigen ein großes, nach vorn ge- 106 liegt, wird von der Primärwicklung 104 mit der richtetes Moment M_ä, wie in F i g. 9 dargestellt ist. Wicklung 106 ein größerer Teil des magnetischen Vergleicht man das "Moment Af₁ in F i g. 8 mit dem Flusses als mit der Wicklung 108 verkettet. Da die Moment Af₂ in Fig. 9, so erkennt man, daß eine 15 Wicklungen 108 und 106 in Reihe geschaltet sind, ist wesentliche Veränderung nach Größe und Richtung die Ausgangsspannung des Umformers gleich der des Momentes vorliegt, die durch die auf die Rotor- Differenz der in den Sekundärwicklungen erzeugten blätter 18 ausgeübten Steuerbelastungen ausgeglichen Spannungen. Diese Differenz ist proportional zur werden müssen, wenn ein kritischer Zustand vorliegt. Verstellung des Spulenkerns 92 in bezug auf dieNamely, the lifting circle is preferably slightly in front of a primary winding 104 and two second blade axis 60. During the critical direct windings 106 and 108, the series-connected state shown in FIG. 9 is produced which are. An alternating current source is used, but leaf mushrooms have a lower buoyancy. _; in order to excite the primary winding 104 , so that cnl and a larger swiveling force D. “ The aerodynamic lift movements 106 and 108 shifted at a tension in the secondary winding rearward shifted according to FIG. 5 are induced. To attack from a dream. In addition, the coil core 92, which contains the centrifugal ferromagnetic material, causes a deflection Λ of the blue bending axis 60 , which controls the magnetic coupling from the primary, as has already been described above. Both winding to the two secondary windings. When the downward deflection 1 as well as the coil core 92 from the middle position, the aerodynamic backward shifted is pushed on so that it z. B. closer to the winding drive center favor a large, forward- lying 106 , is from the primary winding 104 with the right moment M _ä , as in FIG. 9 is shown. Winding 106 a larger part of the magnetic If one compares the "moment Af ₁ in FIG. 8 with the flux as with the winding 108. Since the moment Af ₂ in FIG. 9, it can be seen that a 15 windings 108 and 106 are connected in series, the main change in magnitude and direction is the output voltage of the converter equal to that of the moment, which is balanced by the control loads exerted on the rotor difference of the blades 18 generated in the secondary windings. This difference is proportional to the voltages when a critical condition is present

Wenn der kritische Zustand an den Rotorblättern 20 Wicklungen 96.If the critical condition on the rotor blades 20 windings 96.

zunimmt und sich über den Rotor ausbreitet, nehmen Wenn durch die Blätter 18 Sleuerbelastungen auf die Größe der Durchbiegung .1, die Verschiebung des den Servomotor 80 ausgeübt werden, wird die Kolaerodynamischen Auftriebszentrums und die Schwenk- benstange 90 verformt. Der Meßgeber fühlt diese kräfie zu, so daß das Moment M₂ und die Steuer- Verformung durch eine entsprechende Bewegung des belastung ebenfalls zunehmen. Die Steuerbelastung as Spulenkerns 92 im Innern der Wicklungen 96, um ein ist deshalb ein gutes Maß für die Rotorleistung. elektrisches Signal zu erzeugen, das proportional derincreases and spreads out over the rotor to take If the exerted the servo motor 80 by the blades 18 Sleuerbelastungen on the size of the deflection .1, the displacement, the Kolaerodynamischen buoyancy center and the pan 90 benstange deformed. The transducer feels this force too, so that the moment M ₂ and the control deformation also increase through a corresponding movement of the load. The control load on the spool core 92 inside the windings 96 is therefore a good measure of the rotor performance. generate electrical signal that is proportional to the

In F i g. 3 ist das Blatt 18 in der 270°-Winkelstel- Verformung ist. Da die Verformung der Kolbenlung dargestellt, in welcher der kritische Zustand stange 90 den Steuerbelastungen, denen der Servonormalerweise auftritt Die Schubstange 64 a jedes motor ausgesetzt ist, direkt proportional ist, ist das Blattes bewegt sich unmittelbar über den Steuerpunkt 30 elektrische Ausgangssignal des Meßgebers den 82 des Servomotors 80. Eine Veränderung der Größe Steuerbelastungen ebenfalls proportional,
der Wechsel-Steuerbclastung an diesem Servomotor Obschon ein Stellungs-Meßgeber dargestellt ist, um beim Vorbeilauf der Schubstange 64 über den Steuer- die Belastungen des Servomotors oder eines Betätipunkt 82 hinweg ist ein logischer Parameter für die gers zu messen, können andere Meßgeber verwendet Bestimmung der Rotorbelastung, da die Belastung 35 werden. Ein Differentialdruckwandler, der den Druck der zurücklaufenden Blätter durch den Hebel 62, die am Kolben 100 des Servomotors 80 überwacht, kann Schubstange 64 a und die Taumelscheibe 66 zum zu demselben Zweck verwendet werden. Es sei außer-Steuerpunkt 82 unmittelbar über dem Servomotor 80 dem darauf hingewiesen, daß der Meßgeber nicht übertragen wird. Es hat sich jedoch gezeigt, daß auch unbedingt ein Teil eines Servomotors sein muß. Eine die beiden anderen Servomotoren, welche die Tau- 40 zwischen der stillstehenden Scheibe 70 und der ummelscheibe 66 steuern, ebenfalls einer Zunahme der laufenden Scheibe 68 vorgesehene Spannungsmeß-Wechsei-Steuerbelastung ausgesetzt sind, wenn ein lehre kann auch ein zu den Steuerbelastungen proporkritischer Zustand an den zurücklaufenden Brauern tionalcs Signa! geben. Bei der Befestigung eines Meßvorliegt. Diese Zunahme ist jedoch in den meisten gebers an einem umlaufenden Teil des Rotors muß Fällen nicht von Bedeutung. 45 auch ein Kommutator am Rotor vorgesehen werden.In Fig. 3 is the sheet 18 in the 270 ° angle is deformation. Since the deformation of the piston Lung shown, in which the critical state of rod 90 to control stresses to which the servo Normally occurs The push rod 64a of each motor exposed is directly proportional, the sheet moves immediately above the control point 30 electrical output signal of the encoder to 82 of the servo motor 80. A change in the size of the control loads is also proportional,
the change control load on this servo motor Although a position sensor is shown to measure the loads on the servo motor or an actuating point 82 as the push rod 64 passes over the control point is a logical parameter for the gers, other sensors can be used to determine the Rotor load since the load will be 35. A differential pressure transducer, the pressure of the returning sheets through the lever 62, which monitors the piston 100 of the servo motor 80 , push rod 64 a and the swash plate 66 can be used for the same purpose. Besides control point 82 immediately above servo motor 80, it should be noted that the encoder is not being transmitted. It has been shown, however, that it is also essential to be part of a servo motor. One of the two other servomotors which control the rope 40 between the stationary disc 70 and the ummelscheibe 66 are also exposed to an increase in the tension measuring alternating control load provided for the running disc 68 , if a state can also be proportional to the control loads the returning brewers tionalcs Signa! give. When attaching a measurement present. In most cases, however, this increase is not important on a rotating part of the rotor. 45 a commutator can also be provided on the rotor.

Um die Steuerbelastung als Leislungsparameter Allerdings werden dann nicht die gleichen Wechsel-In order to use the tax burden as a performance parameter, however, the same changeover

zum Entlasten des Rotors verwenden zu können, belastungen ermittelt, wie sie bei dem stehenden Teilto be able to use to relieve the rotor, loads determined, as they are with the stationary part

muß diese Belastung gemessen oder geprüft werden. des Steuergestänges vorliegen.this load must be measured or checked. of the control linkage.

Dies kann auf verschiedene Arten erreicht werden. Wie vorher erwähnt, nimmt die Größe der Wechselin einer besonderen Ausführungsform ist ein Meß- 50 belastung mit dem kritischen Zustand an den rückgeber in dem Servomotor 80 eingebaut. Fig. 5 zeigt laufenden Rolorblättern zu. Versuche haben gezeigt, eine Seitenansicht des Servomotors 80 mit einem daß die konstante Komponente der Steuerbelastungen linear veränderlichen Differentiältransformator, der während des kritischen Zustandes ebenfalls zunimmL im Inneren der hohlen Kolbenstange 90 des Servo- Die Wechselkomponente wird jedoch als besserer motors 80 angebracht ist. Der Transformator besteht 55 Parameter für die Ermittlung dieses Zustandes anaus einem beweglichen Spulenkern 92 am Ende der gesehen.This can be achieved in a number of ways. As previously mentioned, the size of the change increases. In a particular embodiment, a measuring load 50 with the critical condition is built into the servomotor 80 on the feedback device. Fig. 5 shows running roller blades. Tests have shown a side view of the servo motor 80 with a that the constant component of the control loads linear variable Differentiältransformator which the servo The alternating component during the critical state also zunimmL inside the hollow piston rod 90 is, however, applied as better motors 80th The transformer consists of 55 parameters for determining this condition from a movable coil core 92 at the end of the seen.

Stange 94 und aus' einer Anzahl Wicklungen 96. Die Da der Ausgang des Meßgebers eine Wechselspan-Stange 94 ist mit Hilfe eines zylindrischen Stopfens 98 nung ist, die proportional zu den Steuerbelastungen durch Preßsitz fest in der Kolbenstange 90 in der des Servomotors ist und sowohl aus konstanten als Nähe des Kolbens 100 angeordneL Die Wicklungen 60 auch aus wechselnden Komponenten besteht und da 96 sind fest am Ende der Kolbenstange 90 in der die Wechsel-Steuerbelastung den geeigneten ParaNähe der Befestigungsnase 102 angeordneL Wenn die meter für die Messung der Rotorleislung darstellt, ist Kolbenstangc 90 verformt wird, verstellt sich der eine elektrische Schaltung erforderlich, welche die Spulenkern 92 relativ zu den Wicklungen 96. Wechselkomponente aus dem Wechselspannungs-Rod 94 and made of a number of windings 96. The since the output of the transducer is an alternating chip rod 94 is voltage by means of a cylindrical plug 98 which is proportional to the control loads by an interference fit firmly in the piston rod 90 in that of the servo motor and both angeordneL the windings 60 is made constant as close to the piston 100 is also composed of alternating components and since 96 are fixed at the end of the piston rod 90 in which the change control load angeordneL 102. If the meter is suitable Para vicinity of the fixing lug for the measurement of the rotor Leis Lung, is Piston rod 90 is deformed, an electrical circuit is required, which moves the coil core 92 relative to the windings 96.

Einc weitere Ansicht des Spulenkerns 92 und der 65 signal herausfiltert Eine derartige Schaltung ist inAnother view of the coil core 92 and the 65 signal filters out. Such a circuit is shown in FIG

Wicklungen96 ist in Fig. 6 gezeigt Der linear ver- Fig.7 dargestellt Die DiffcrenlialausgangsspannungWindings96 is shown in Fig. 6 which is shown linearly in Fig. 7 The differential output voltage

ändcrlichc Differcnlialtransformatar ist ein einfacher der Sekundärwicklungen 106 und 108, welche dieThe variable differential transformer is a simple one of the secondary windings 106 and 108, which the

Wcchsclslrom-Stcllungsmcßgcbcr. Die Wicklungen % Verstellung des Spulenkerns 92 wiedergibt, wird zuWcchslrom-Stcllungsmcbcr. The winding% adjustment of the spool core 92 reproduces becomes

einem Detektor 110 geleitet. Der Detektor ist ein üblicher Demodulator, der ein Signal erzeugt, das sowohl die konstante als auch die wechselnde Komponente der Sleucrbelastungen darstellt. Da nur die Wechsclkomponenlc von Wichtigkeit ist, wird das Signal durch einen Filter 112 geleitet, der die konstante Komponente entfernt. Um Rauschstörungen herauszufilfern, die das Ausgangssignal des Meßgebers begleiten können, kann der Filter 112 als Bandpaßfilter ausgebildet sein, der eine der Blattfrequenz entsprechende Mittelfrequenz besitzt. Das herausgefilterte Wechselsignal wird zu einem Gleichrichter 114 geleitet, der ein zu der Wechselbelastung proportionales Gleichstromsignal erzeugt. Dieses Gleichstromsignal wird dann durch einen Verstärker 116 geführt, um den Betätiger 24 anzutreiben, der den Flügel 20 über den Dreharm 28 und den Torsionsstab 30 einstellt. Wenn eine Schuberzeugungseinrichtung an Stelle eines Flügels verwendet wird, um den Rotor zu entlasten, steuert das Gleichstromsignal den Schub dieser Einrichtung. In der dargestellten Ausführungsform kann das Signal auch zur Steuerung des Schubes des Heckrotors 36 in der Vorwärtsschubstellung verwendet werden. Dies kann z. B. mit Hilfe eines Betätigers und eines besonderen Gestänges durchgeführt werden, wie es an anderer Stelle schon vorgeschlagen wurde. Das Gleichstromsignal ist ein Maß für die Rotorbelastung und kann deshalb auch zu einem Belastungsanzeiger 118 in der Pilotenkanzel 13 geführt werden.directed to a detector 110. The detector is a common one Demodulator that generates a signal that has both the constant and the changing component which represents stress loads. Since only the interchangeable component is important, the signal passed through a filter 112 which removes the constant component. To filter out noise interference, which can accompany the output signal of the transducer, the filter 112 can be used as a bandpass filter be designed which has a center frequency corresponding to the blade frequency. The filtered out The alternating signal is passed to a rectifier 114 which is proportional to the alternating load DC signal generated. This DC signal is then passed through an amplifier 116, to drive the actuator 24 which adjusts the wing 20 via the pivot arm 28 and the torsion bar 30. When a thrust generator is used in place of a vane to drive the rotor unload, the DC signal controls the thrust of this device. In the embodiment shown, the signal can also be used to control the thrust of the tail rotor 36 can be used in the forward thrust position. This can e.g. B. with the help of an actuator and a special linkage, as suggested elsewhere would. The direct current signal is a measure of the rotor load and can therefore also become a Load indicator 118 in the cockpit 13 are performed.

Nachdem ein Ausführungsbeispiel der Erfindung beschrieben wurde, ist die Arbeitsweise eines entsprechenden Kombinationsflugschraubers leicht verständlich. Bei geringer Fluggeschwindigkeit ist die Wirkungsweise dieselbe wie die eines üblichen Hubschraubers. Wenn hohe Fluggeschwindigkeiten erwünscht sind, wird der Heckrotor 36 in eine Schubstellung geschwenkt, oder die unabhängigen Antriebseinrichtungen, z. B. Strahltriebwerk oder Luftschraube, werden zum Zwecke einer erhöhten Antricbssleitung eingeschaltet, und der Pilot vergrößert die Vorwärtsgeschwindigkeit mit Hilfe des Rotors 16 wie bei üblichen Hubschraubern.Having described an embodiment of the invention, the operation of a corresponding one Combination aircraft easy to understand. At low airspeed is the It works the same as that of a normal helicopter. When high airspeeds are required the tail rotor 36 is pivoted into a thrust position, or the independent propulsion devices, z. B. jet engine or propeller, are used for the purpose of an increased drive line switched on, and the pilot increases the forward speed with the aid of the rotor 16 as with usual helicopters.

Bei hoher Fluggeschwindigkeit oder schwierigen Manövern treten zusätzliche Belastungen infolge des kritischen Zustandes an den Rotorblättern 18 auf. Die in bezug auf die Holmachse 60 exzentrisch angreifenden Belastungen infolge des kritischen Zu-Standes an den Rotorblättern haben eine Vergrößerung der Steuerbelastungen zur Folge, die durch den Hebel 62 und die Schubstange 64 auf die Taumelscheibe 66 übertragen werden. Diese Steuerbelastungen rufen eine Vergrößerung der Wechselkomponente der Steuerbelastungen, denen der Servomotor 80 ausgesetzt ist, hervor. Der Meßgeber im Innern der Kolbenstange 90 des Servomotors 80 erzeugt ein Signal, das proportional der Kraft auf Grund der Steuerbelastung ist, und die Wechselkomponente dieser Be-At high airspeed or difficult maneuvers, additional loads occur as a result of the critical condition on the rotor blades 18. Those acting eccentrically with respect to the spar axis 60 Loads due to the critical condition on the rotor blades have an increase of the control loads caused by the lever 62 and the push rod 64 on the swash plate 66 are transferred. These tax burdens call for an increase in the alternating component of the control loads to which the servo motor 80 is subjected. The transducer inside the piston rod 90 of the servo motor 80 generates a signal that is proportional to the force due to the control load is, and the alternating component of this

ao lastung wird verwendet, um den Betätiger 24 durch den Verstärker 116 anzutreiben. Der Flügel 20 kann durch den Verstärker stufenweise verstellt werden, und zwar dann, wenn die Größe der Wechselbelastung einen bestimmten Betrag überschreitet. Dieao load is used to push the actuator 24 through drive amplifier 116. The wing 20 can be adjusted in stages by the amplifier, and then when the size of the alternating charge exceeds a certain amount. the

»5 Veränderung des Einstellwinkels kann natürlich auch direkt proportional zu einer Zunahme der Wechselbelastung sein. Die genaue Einstellung an der Auftriebserzeugungseinrichtung vermittels des Verstärkers 116 ist abhängig von der durch die Bewegung des Betätigers 24 erzeugbaren Veränderung der Auftriebs-Zusatzkraft der Einrichtung. Hierbei sei gesagt, daß eine große Zunahme der Amplituden der Wechselbelastung eine große Zunahme der Auftriebskraft der zweiten Einrichtung erforderlich macht Wenn die Größe der Wechselbelastung abnimmt, muß die Auftriebskraftzunahme des zweiten Aggregates ebenfalls verringert werden, so daß der Hauptrotor 16 im vorgesehenen Leistungsbereich arbeiten kann.»5 Of course, the setting angle can also be changed be directly proportional to an increase in the alternating load. The exact setting on the buoyancy generator by means of the amplifier 116 is dependent on the change in the additional lift force that can be generated by the movement of the actuator 24 the facility. It should be said here that a large increase in the amplitudes of the Alternating load makes a large increase in the buoyancy of the second device necessary If the size of the alternating load decreases, the lift force of the second unit must increase can also be reduced, so that the main rotor 16 work in the intended power range can.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims

1 2 Hover flight as well as for high speed are patent claims:. to meet opposing demands. One of the main problems is the critical state of the flow

1. Combination aircraft with a main tear on the leaves. Among other sizes, such as rotor and a second adjustable device 5 high temperature and high altitude, are for the to generate lift and / or a critical condition on the returning leaves direction for forward thrust generation in travel- high speed, high total weight, high flight, characterized in that a load factor and low rotor speed on the rotor (16) arranged encoder (92, 94, responsible. On the other hand, the critical 96, 98) take into account the aerodynamic load of the mach number on the leading blades Rotor blades (18) dependent signals are taken. For related effects are generated, as suggested per se, and that the high speed, high overall weight, higher Signals to one with the second device for load factor and high rotor speed ver-lift generation and / or the responsible person.